RU2532289C2 - Light-class single-stage carrier rocket - Google Patents
Light-class single-stage carrier rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2532289C2 RU2532289C2 RU2012152502/11A RU2012152502A RU2532289C2 RU 2532289 C2 RU2532289 C2 RU 2532289C2 RU 2012152502/11 A RU2012152502/11 A RU 2012152502/11A RU 2012152502 A RU2012152502 A RU 2012152502A RU 2532289 C2 RU2532289 C2 RU 2532289C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- tanks
- launch vehicle
- fuel tank
- fuel tanks
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к конструкции ракет-носителей и может быть использовано при разработке одноступенчатых ракет-носителей для выведения полезных нагрузок на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ).The invention relates to the construction of launch vehicles and can be used in the development of single-stage launch vehicles to launch payloads into the orbit of an artificial Earth satellite (AES).
Следует отметить, что одноступенчатой ракете-носителю для достижения орбитальной скорости теоретически необходимо иметь конечную массу не более 7-10% от стартовой, что при даже существующих технологиях делает их труднореализуемыми и экономически неэффективными из-за низкой массы полезного груза. В истории мировой космонавтики одноступенчатые ракеты-носители практически не создавались - существовали только т.н. полутораступенчатые модификации (например, американской РН «Атлас» со сбрасываемыми дополнительными маршевыми двигателями). Наличие нескольких ступеней позволяет существенно увеличить отношение массы полезной нагрузки к начальной массе ракеты. В то же время многоступенчатые ракеты-носители требуют наличия территорий для падения промежуточных ступеней (Материал из Википедии - свободной энциклопедии).It should be noted that a single-stage launch vehicle in order to achieve orbital speed theoretically requires a final mass of not more than 7-10% of the starting mass, which even existing technologies makes them difficult to implement and economically inefficient due to the low mass of the payload. In the history of world astronautics, single-stage launch vehicles were practically not created - only the so-called one and a half-stage modifications (for example, the American Atlas launch vehicle with resettable additional marching engines). The presence of several stages can significantly increase the ratio of the mass of the payload to the initial mass of the rocket. At the same time, multistage launch vehicles require the presence of territories for the fall of intermediate stages (Material from Wikipedia, the free encyclopedia).
Известна одноступенчатая ракета-носитель ВР-190, представленная в книге В.Н.Кобелева и А.Г.Милованова «Средства выведения космических аппаратов», 2009 г. (глава 5, стр.134).The single-stage launch vehicle BP-190 is known, presented in the book by V.N. Kobelev and A.G. Milovanov "Means of launching spacecraft", 2009 (
Ракета-носитель ВР-190 была рассчитана для вертикального полета на высоту до 200 км.The BP-190 launch vehicle was designed for vertical flight to a height of up to 200 km.
Принципиальным недостатком ракеты-носителя ВР-190 было отсутствие возможности выведения полезной нагрузки на орбиту ИСЗ.The principal drawback of the VR-190 launch vehicle was the inability to launch payload into the satellite’s orbit.
Современные работы в части ракет-носителей, основанные на использовании кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), показали благотворное влияние криогенного топлива на основные характеристики ракеты-носителя.Modern work in the field of launch vehicles, based on the use of oxygen-hydrogen liquid rocket engines (LRE), has shown the beneficial effect of cryogenic fuel on the main characteristics of the launch vehicle.
Примером может служить ракета-носитель Дельта-4 (фирма Боинг, США), первая ступень которой согласно теоретическим расчетам может выводить полезные нагрузки на орбиту ИСЗ без использования второй ступени и, таким образом, выполнять роль одноступенчатой ракеты-носителя, правда полезная нагрузка при этом будет невелика (Новости космонавтики. Том 13, №1 (240), 2003 г., стр.46).An example is the Delta-4 launch vehicle (Boeing, USA), the first stage of which, according to theoretical calculations, can bring payloads to the satellite orbit without using the second stage and, thus, serve as a single-stage launch vehicle, although the payload will be small (Cosmonautics News.
Целью изобретения является устранение этого недостатка.The aim of the invention is to eliminate this drawback.
Указанная цель достигается тем, что одноступенчатая ракета-носитель (фиг.1, 2), состоящая из двигательной установки с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД 1 и топливного бака 2, оснащена одним - двумя дополнительными топливными баками 3, которые по тандемной (продольной) схеме последовательно расположены на топливном баке 2 с помощью проставки 4, внутри которой установлена полезная нагрузка 5 и, кроме этого, ракета-носитель по пакетной (параллельной) схеме оснащена одной или несколькими парами навесных диаметрально противоположно расположенных относительно друг друга топливных баков 6, при этом баки горючего 7 и 8 и окислителя 9 и 10 топливных баков 3 и 6 соответственно соединены трубопроводами 11, 12 и 13, 14 с баками горючего 15 и окислителя 16 топливного бака ракеты-носителя 2.This goal is achieved by the fact that a single-stage launch vehicle (Fig. 1, 2), consisting of a propulsion system with one or more oxygen-hydrogen liquid
В процессе работы двигательной установки 1 и забора топлива из баков горючего 15 и окислителя 16 топливного бака ракеты-носителя 2 осуществляется одновременная подача топлива в эти баки соответственно из баков горючего 8 и окислителя 10 первой пары диаметрально противоположных относительно друг друга навесных баков 6.During the operation of the
После выработки топлива из первой пары навесных топливных баков осуществляется их отделение и одновременный забор горючего (фиг.3, 4) и окислителя из следующей пары навесных топливных баков.After the generation of fuel from the first pair of outboard fuel tanks, they are separated and the fuel is simultaneously taken (FIGS. 3, 4) and the oxidizer from the next pair of outboard fuel tanks.
После отделения последней пары навесных топливных баков одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из топливного бака 3 (фиг.5, 6).After separating the last pair of mounted fuel tanks, a single-stage launch vehicle uses fuel from the fuel tank 3 (FIGS. 5, 6).
После выработки топлива из бака 3 одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из собственного топливного бака 2 вплоть до выхода на орбиту ИСЗ с дальнейшим отделением бака 3 (фиг.7, 8).After generating fuel from tank 3, a single-stage launch vehicle uses fuel from its own fuel tank 2 until it enters the satellite’s orbit with further separation of tank 3 (Figs. 7, 8).
Техническим результатом изобретения, основанного на использовании дополнительных топливных баков по тандемной и пакетной схемам, расположенных на топливном баке ракеты-носителя и сбрасываемых в процессе полета, является создание нового класса экологически чистых одноступенчатых ракет-носителей тяжелого класса, способных вывести полезную нагрузку на орбиту ИСЗ и являющихся экономичной и надежной транспортной системой. При этом сокращается номенклатура и количество используемых в одноступенчатой ракете-носителе дорогостоящих ЖРД и практически исключается проблема выбора места старта ракеты-носителя и полей падения, поскольку навесные топливные баки изготавливаются из алюминиевых сплавов и других материалов, сгорающих в атмосфере Земли.The technical result of the invention, based on the use of additional fuel tanks in tandem and batch schemes located on the fuel tank of the launch vehicle and discharged during the flight, is the creation of a new class of environmentally friendly single-stage launch vehicles of a heavy class that can bring payload to the satellite orbit and being an economical and reliable transportation system. At the same time, the nomenclature and number of expensive rocket engines used in a single-stage launch vehicle are reduced, and the problem of choosing the launch site of the launch vehicle and drop fields is practically eliminated, since the mounted fuel tanks are made of aluminum alloys and other materials that burn in the Earth’s atmosphere.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012152502/11A RU2532289C2 (en) | 2012-12-06 | 2012-12-06 | Light-class single-stage carrier rocket |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012152502/11A RU2532289C2 (en) | 2012-12-06 | 2012-12-06 | Light-class single-stage carrier rocket |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012152502A RU2012152502A (en) | 2014-06-20 |
RU2532289C2 true RU2532289C2 (en) | 2014-11-10 |
Family
ID=51213360
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012152502/11A RU2532289C2 (en) | 2012-12-06 | 2012-12-06 | Light-class single-stage carrier rocket |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2532289C2 (en) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU94029156A (en) * | 1994-08-03 | 1996-06-20 | Конструкторское бюро Производственного объединения "Полет" | Multipurpose carrier rocket |
RU19519U1 (en) * | 2001-06-06 | 2001-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" | WINGED ROCKET WITH ADDITIONAL DISCHARGEABLE MOUNTED FUEL TANKS |
US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
-
2012
- 2012-12-06 RU RU2012152502/11A patent/RU2532289C2/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU94029156A (en) * | 1994-08-03 | 1996-06-20 | Конструкторское бюро Производственного объединения "Полет" | Multipurpose carrier rocket |
US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
RU19519U1 (en) * | 2001-06-06 | 2001-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" | WINGED ROCKET WITH ADDITIONAL DISCHARGEABLE MOUNTED FUEL TANKS |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Гэтланд К. Космическая техника. Москва. Издательство "Мир". 1986, стр. 200-201. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012152502A (en) | 2014-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
WO2015031699A3 (en) | System and method for multi-role planetary lander and ascent spacecraft | |
US6808145B2 (en) | Dual-mode airbreathing propulsion system | |
RU2014147672A (en) | SPACE VEHICLE EQUIPPED WITH ORBIT RELEASE DEVICE CONTAINING A KNOCKING ENGINE | |
US20140263842A1 (en) | Reusable Global Launcher | |
RU2532321C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
US20240301844A1 (en) | Ramjet propulsion method | |
US5172875A (en) | Space launcher and method for launching objects into space | |
RU2562826C1 (en) | Increasing efficiency of space rocket with mid-flight liquid-propellant engine | |
RU2532289C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
RU2385275C1 (en) | Method for transfer of working fluid for engines of spacecrafts and system of its implementation | |
RU2518499C1 (en) | Single-stage booster | |
Calabro | LOx/HTPB/AlH3 hybrid propulsion for launch vehicle boosters | |
RU2742908C2 (en) | Space rocket | |
Karabeyoglu et al. | Design of an orbital hybrid rocket vehicle launched from Canberra Air Platform | |
RU2485025C1 (en) | Two-stage ballistic space shuttle launch system | |
RU93522U1 (en) | BALLISTIC MISSILE | |
RU150686U1 (en) | CARRIER ROCKET FOR LIGHT LOADS | |
RU112157U1 (en) | MULTI-STAGE MODULE TYPE CARRIER | |
RU185763U1 (en) | Soil mobile rocket launcher for special launch of ICA | |
AU2021100758A4 (en) | ZENIT-AUSTRALIA space launch vehicle | |
Dumont et al. | Exploiting technological synergies for future launch vehicles | |
US20240051685A1 (en) | A combined launch vehicle and satellite system | |
Nagata et al. | CAMUI type hybrid rocket as small scale ballistic flight testbed | |
Verberne | The North star rocket family | |
Stężycki et al. | Development of the Liquid Green Propellants at the Lukasiewicz-Institute of Aviation |